检索结果-内蒙古大学图书馆

航空动力学报 2004年第1期19卷 113-117页

作者：闫朝季路成于海力徐建中中国科学院工程热物理研究所北京100080

利用以Ni格式和隐式双时间步法求解二维非定常N-S方程为基础的数值模拟方法研究了流动的非定常性对涡轮叶栅总压恢复系数的影响,并与文中提出的定常模型和准定常模型进行了对比。结果发现,非定常流动能够提高叶栅的总压恢复系数,但这是... 详细信息

利用以Ni格式和隐式双时间步法求解二维非定常N-S方程为基础的数值模拟方法研究了流动的非定常性对涡轮叶栅总压恢复系数的影响,并与文中提出的定常模型和准定常模型进行了对比。结果发现,非定常流动能够提高叶栅的总压恢复系数,但这是建立在与准定常流相比较的层面上,而和定常流比较时,非定常流只会使总压恢复系数下降。

关键词：非定常流数值模拟涡轮叶栅总压恢复系数航空发动机定常模型

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某型燃烧室提高总压恢复系数改进方案设计及试验验证

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航空动力学报 2024年

作者：周飞万兆宝杨阳于小兵王智华张震宇中国航发贵阳发动机设计研究所中国人民解放军93147部队

针对燃烧室总压恢复系数处于0.915水平，对燃烧室总压恢复系数提出提升0.01的设计要求。通过对前置扩压器和整流罩的改进设计，火焰筒的流量分配和流场的匹配设计，以提高燃烧室的总压恢复系数。通过全环燃烧室部件性能试验研究，改进... 详细信息

针对燃烧室总压恢复系数处于0.915水平，对燃烧室总压恢复系数提出提升0.01的设计要求。通过对前置扩压器和整流罩的改进设计，火焰筒的流量分配和流场的匹配设计，以提高燃烧室的总压恢复系数。通过全环燃烧室部件性能试验研究，改进方案的总压恢复系数为0.929，在原型燃烧室0.915的基础上提升约0.014，满足设计指标要求，其中扩压器至少对提高总压恢复系数有不小于0.005的贡献；改进方案的出口温度场品质可满足设计要求；火焰筒壁温满足材料使用要求；燃烧效率、地面慢车贫油熄火边界略低于原型燃烧室。整机地面试验表明，在中间状态推力指标下改进方案在原型燃烧室的基础上可使压气机空气流量增加0.48kg/s，耗油率降低2%，涡轮前温度降低6K，可以提升发动机性能和可靠性。

关键词：燃烧室设计总压恢复系数燃烧效率出口温度场贫油熄火

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高超进气道前缘半径对激波角及总压恢复系数的影响研究

高超进气道前缘半径对激波角及总压恢复系数的影响研究

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第七届全国流体力学学术会议

作者：王振锋谢爱民江涛中国空气动力研究与发展中心超高速所高超声速冲压发动机技术重点实验室中国空气动力研究与发展中心超高速所

高超进气道外压缩面前缘半径对进气道的性能有重要影响,本文采用试验和数值模拟技术研究了高超进气道外压缩面前缘半径对激波角和总压恢复系数的影响。进气道模型为三级压缩,外压缩面长度约0.6m,前缘半径分别约为0mm,0.5mm,1mm,1.5mm和... 详细信息

高超进气道外压缩面前缘半径对进气道的性能有重要影响,本文采用试验和数值模拟技术研究了高超进气道外压缩面前缘半径对激波角和总压恢复系数的影响。进气道模型为三级压缩,外压缩面长度约0.6m,前缘半径分别约为0mm,0.5mm,1mm,1.5mm和3mm。试验风洞为0.6m激波风洞,马赫数为5.98,来流总温670K,总压6.56MPa。采用高速阴影摄像获得了试验过程中的阴影照片序列,清晰地显示了模型外压缩面的波系结构,从阴影照片中提取了激波角数据,依据激波角得到了总压恢复系数。采用Fluent软件对流场结构进行了模拟分析,依据数值模拟给出的激波角同样得到了总压恢复系数,另外依据流场总压分布图得到了特征截面的面积平均总压,获得了特征截面的平均总压恢复系数。研究结果表明,前缘半径增加后,第一级激波角增加,第二和第三级激波角减小;试验和数值模拟结果均表明,前缘半径增加,依据激波角得到的总压恢复系数先缓慢增加后减小,变化约2%,但该方法获得的总压恢复系数未考虑边界层的影响;而数值模拟结果显示,前缘半径增加后,边界层的厚度显著增加,特征截面的平均总压显著减小,总压恢复系数下降约20%。

关键词：超进气道前缘半径高速阴影总压恢复系数激波角

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高超进气道前缘半径对激波角及总压恢复系数的影响研究

高超进气道前缘半径对激波角及总压恢复系数的影响研究

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第七届全国流体力学学术会议

高超进气道外压缩面前缘半径对进气道的性能有重要影响,本文采用试验和数值模拟技术研究了高超进气道外压缩面前缘半径对激波角和总压恢复系数的影响.进气道模型为三级压缩,外压缩面长度约0.6m,前缘半径分别约为0mm,0.5mm,1mm,1.5mm和3... 详细信息

高超进气道外压缩面前缘半径对进气道的性能有重要影响,本文采用试验和数值模拟技术研究了高超进气道外压缩面前缘半径对激波角和总压恢复系数的影响.进气道模型为三级压缩,外压缩面长度约0.6m,前缘半径分别约为0mm,0.5mm,1mm,1.5mm和3mm.试验风洞为0.6m激波风洞,马赫数为5.98,来流总温670K,总压6.56 MPa.采用高速阴影摄像获得了试验过程中的阴影照片序列,清晰地显示了模型外压缩面的波系结构,从阴影照片中提取了激波角数据,依据激波角得到了总压恢复系数.采用Fluent软件对流场结构进行了模拟分析,依据数值模拟给出的激波角同样得到了总压恢复系数,另外依据流场总压分布图得到了特征截面的面积平均总压,获得了特征截面的平均总压恢复系数.研究结果表明,前缘半径增加后,第一级激波角增加,第二和第三级激波角减小;试验和数值模拟结果均表明,前缘半径增加,依据激波角得到的总压恢复系数先缓慢增加后减小,变化约2％,但该方法获得的总压恢复系数未考虑边界层的影响;而数值模拟结果显示,前缘半径增加后,边界层的厚度显著增加,特征截面的平均总压显著减小,总压恢复系数下降约20％.

关键词：超进气道前缘半径高速阴影总压恢复系数激波角

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带凹腔的旋转爆震发动机的工作特性研究

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工程热物理学报 2025年第1期46卷 114-119页

作者：周剑平宋飞龙吴云郭善广康晋辉陈琪空军工程大学航空动力系统与等离子体技术全国重点实验室西安710038 西安交通大学机械工程学院航空发动机研究所陕西西安710049

本文研究了收敛喷管对带凹腔的旋转爆震发动机工作特性的影响。采用互相关算法对爆震波传播模态进行识别,根据自相关的单圈时滞定义爆震波传播稳定性参数。通过燃烧室出口平均静压和马赫数计算燃烧室出口总压,进而得到总压恢复系数。随... 详细信息

本文研究了收敛喷管对带凹腔的旋转爆震发动机工作特性的影响。采用互相关算法对爆震波传播模态进行识别,根据自相关的单圈时滞定义爆震波传播稳定性参数。通过燃烧室出口平均静压和马赫数计算燃烧室出口总压,进而得到总压恢复系数。随着喷管出口面积的降低,可爆当量比下边界会降低。爆震波传播稳定性受喷管的影响较小。降低喷管出口面积,有利于提高爆震波传播速度和旋转爆震发动机的总压恢复系数。

关键词：旋转爆震发动机收敛喷管凹腔总压恢复系数

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考虑机身前体影响的S弯进气道大迎角性能试验

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火箭推进 2025年第2期51卷 52-61页

作者：全景阁韩珊珊冯晓强郁新华孙琰西安航天动力研究所陕西西安710100 西安市高速飞行器攻防对抗技术及应用重点实验室陕西西安710100 西北工业大学365研究所陕西西安710075

考虑融合体机身前体的影响,对一种高机动隐身无人机背负式S弯进气道开展了大迎角状态下的气动性能试验研究。综合考虑流量系数、马赫数、迎角和侧滑角的影响,获得了进气道在亚、跨音速范围内的气动特性,重点关注融合体机身前体对S弯进... 详细信息

考虑融合体机身前体的影响,对一种高机动隐身无人机背负式S弯进气道开展了大迎角状态下的气动性能试验研究。综合考虑流量系数、马赫数、迎角和侧滑角的影响,获得了进气道在亚、跨音速范围内的气动特性,重点关注融合体机身前体对S弯进气道大迎角性能的影响。结果表明:考虑机身前体影响后,机身前体分离涡对进气道产生有利影响,S弯进气道大迎角气动性能得到改善,表现出和常规背负式S弯进气道不同的变化趋势;随着迎角增加,进气道大迎角总压恢复系数不再减小,而是在某一临界迎角后开始增加,畸变指数不再增加,而是在临界迎角后开始降低,进气道大迎角性能不再变差,而是保持较好的性能;侧滑角对进气道性能的不利影响减弱,小侧滑大迎角状态下进气道依然可以保持较高的性能。

关键词：融合体前机身前体分离涡 S弯进气道大迎角总压恢复系数畸变指数

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长机身埋入式进气道流场控制仿真研究

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航空科学技术 2025年第3期36卷 78-85页

作者：王利平马高建孙振华李艳福中国空空导弹研究院中国人民解放军93160部队

为了提高隐身能力，大量无人机采用埋入式进气道，当前机身长度较大时，会大幅削弱进气道的性能。为了解决长机身低能量气流进入进气道，导致其性能降低问题，本文在一种长机身、尾部埋入式进气道模型的基础上，提出了在进口前机身表面... 详细信息

为了提高隐身能力，大量无人机采用埋入式进气道，当前机身长度较大时，会大幅削弱进气道的性能。为了解决长机身低能量气流进入进气道，导致其性能降低问题，本文在一种长机身、尾部埋入式进气道模型的基础上，提出了在进口前机身表面增加涡流发生器的流场控制方案，并采用数值仿真的方法，分析了涡流发生器各设计参数对进气道性能的影响，并优选出一组设计参数。仿真结果表明，涡流发生器间距S1、弦长S2、高度H、偏转角度δ以及距离进气道进口的长度L等都对埋入式进气道性能有影响；通过优选对比，形成涡流发生器设计方案，性能较原型进气道总压恢复系数提高约1.1%，畸变指数|DC60|减小约22.7%，可有效改善进入发动机的流场品质。

关键词：埋入式进气道涡流发生器总压恢复系数畸变指数

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波瓣数对波瓣强迫混合排气系统性能影响

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航空动力学报 2010年第8期25卷 1683-1689页

作者：刘友宏樊超谢翌卲万仁许羚北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所沈阳110015

建立了不同波瓣数的某涡扇发动机波瓣混合排气系统的几何模型和数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了在波瓣强迫混合排气中不同波瓣数对波瓣混合器流场、热混合效率和总压恢复系数的影响规律.结果表明：在波瓣数8~24范围内,在波瓣... 详细信息

建立了不同波瓣数的某涡扇发动机波瓣混合排气系统的几何模型和数值计算模型,通过三维数值模拟研究,得到了在波瓣强迫混合排气中不同波瓣数对波瓣混合器流场、热混合效率和总压恢复系数的影响规律.结果表明：在波瓣数8~24范围内,在波瓣尾缘处,流向涡无量纲平均涡量随波瓣数的增加而增大;在混合排气系统出口截面处,热混合效率随波瓣数的增加而减小,总压恢复系数随波瓣数的增加先增大后减小再增大.

关键词：排气系统波瓣混合器波瓣数热混合效率总压恢复系数

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波瓣尾缘切角对涡扇发动机混合排气系统气动热力性能影响

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推进技术 2013年第6期34卷 734-740页

作者：刘友宏张少鹏杨旭谢翌邵万仁吴飞北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 沈阳发动机设计研究所辽宁沈阳110015

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计... 详细信息

为了获得尾缘切角对涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统的流场、热混合效率、总压恢复系数以及推力系数的影响,以涡扇发动机波瓣强迫混合排气系统为研究对象,采用基于Navier-Stokes方程的三维数值模拟方法对不同波瓣尾缘切角模型进行了计算并得到了气动热力性能的影响规律。结果表明:较大的尾缘切角造成在尾缘截面前主次流更早的提前混合,使流向涡的产生和发展在位置上向上游提前,以至于在尾缘截面之后的一定范围内混合效率更高。但大尾缘切角同时也造成较大的能量损失,以至于总压恢复系数较小,总的混合效率偏低:相比0°切角,25°切角的总压恢复系数减小了0.34%,热混合效率减小了11%。适当的尾缘切角修形可以增大推力系数。

关键词：涡扇发动机波瓣尾缘切角混合排气系统热混合效率总压恢复系数推力系数

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一种两侧布局的亚声速无人机进气道流场特性

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航空动力学报 2011年第11期26卷 2549-2555页

作者：蒋武根彭云晖李博中国人民解放军总参谋部第六十研究所南京210016 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

对一种两侧布局的亚声速无人机进气道进行了气动设计和数值模拟研究,得到了该进气道的工作特性.结果表明,进气道唇口、两侧管道的汇合段、以及发动机轮毂对进气道流场和性能影响较大,发动机轮毂能改善进气道出口流场品质,降低流场畸变.... 详细信息

对一种两侧布局的亚声速无人机进气道进行了气动设计和数值模拟研究,得到了该进气道的工作特性.结果表明,进气道唇口、两侧管道的汇合段、以及发动机轮毂对进气道流场和性能影响较大,发动机轮毂能改善进气道出口流场品质,降低流场畸变.在所有状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.97,畸变指数小于0.15,满足发动机的工作要求.

关键词：亚声速进气道无人机数值模拟总压恢复系数畸变指数

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